乘波體組合高壓捕獲翼構型的性能分析

李廣利+崔凱+胡守超+屈志朋

摘要： 針對高速飛行器大容積、高升力、低阻力和高升阻比的設計需求，提出高壓捕獲翼（High pressure zone Capture Wing，HCW）的概念.在高速巡航條件下，合理配置HCW可以充分利用來流壓縮產生的高壓氣體，從而提高飛行器升力；HCW采用與來流平行的薄板裝置，其附加阻力較小，可以大幅提高升阻比.采用CFD分析工具，比較不同容積的乘波體構型與HCW組合前后的氣動性能.結果表明，在不同容積構型下升阻比均有明顯提高，最小提升量可達10%.此外，容積越大，升力和升阻比增加效果越明顯.

關鍵詞： 高速飛行器； 乘波體； 高壓捕獲翼； 升阻比

中圖分類號： V423.8；TB115.1文獻標志碼： B

Abstract： As to the design requirements of large capacity， high lift， low drag and high lifttodrag ratio for high speed aircrafts， the concept of High pressure zone Capture Wing（HCW） is proposed. Under the high speed cruise conditions， the rational configuration enables the HCW to make full use of the high pressure gas of inflow to improve the aircraft lift； the HCW is a thin plate device paralleled to the inflow， the additional drag generated by the HCW is small and the lifttodrag ratio can be improved greatly. As to the waverider configurations with different volume， a CFD analysis tool is used to compare the aerodynamic performance before and after the HCW is combined. The results show that the lifttodrag ratio is significantly improved for different volume configurations and the minimum improvement rate reaches 10%. In addition， the volume is larger， the lift and the lifttodrag ratio increase more.

Key words： high speed aircraft； waverider； high pressure zone capture wing； lifttodrag ratio

0引言

對于高升阻比的追求一直是高速飛行器設計中的重點問題.然而，飛行器在高速來流，尤其是高超聲速來流下，其激波阻力和摩擦阻力會急劇增加，從而導致升阻比性能急劇降低，氣動性能典型表現為遭遇所謂“升阻比屏障”[1]，即飛行器的極限升阻比與飛行馬赫數大致關系為（L/D）max=4M∞+3M∞（1）式中：M∞為來流馬赫數.

目前高速飛行器的氣動構型主要包括翼身組合體、翼身融合體和乘波體等.文獻[2]給出一種典型的翼身組合體構型，美國的HTV2高超聲速驗證飛行器[3]為一種典型的翼身融合體，這2種構型的主要特點是：下表面對來流進行壓縮為機體提供升力，上表面適當拱起滿足容積需求.乘波體是目前公認的氣動性能較好的構型[4]，該構型在設計條件下（給定來流馬赫數和攻角等）高速飛行時產生的弓形激波附著于飛行器的前緣，激波后的高壓區完全包裹于飛行器的下表面，使飛行器獲得較大的升力和升阻比.

然而，從研究現狀來看，乘波體在實用化方面還面臨很大困難.標準乘波體上表面一般與自由來流平行或采用弱膨脹面設計，因此其厚度相對較小，容積率小.提高乘波體容積率的一種做法是對其下表面進行修改.但研究表明，通過改變基準流場僅能在很小的范圍內緩解升阻比與容積之間的矛盾.[5]文獻[6]以優化設計和實驗設計為主要工具，計算分析壓縮面變化對乘波體氣動/容積性能的影響，基于修正量參數化方法和微分演化算法對尖/鈍前緣乘波體進行優化和分析，其結果表明乘波體的升阻比不僅與容積存在矛盾，同時也與升力存在矛盾，即乘波體高升阻比建立在阻力減小的基礎上，但同時升力也相應減小，這難以滿足飛行器的升重匹配.此外，以乘波體為基礎，增加容積的另一種方法是將上表面從自由來流面或弱膨脹面修改為壓縮面.[7]但是，這將使其上表面產生較大的阻力及負升力，因此氣動性能大幅下降.盡管調整巡航飛行攻角可改善氣動性能，但這又使乘波體偏離其設計點，乘波特點大為減弱.

文獻[8]提出高壓捕獲翼（High pressure zone Capture Wing， HCW）的概念.針對上表面具有一定壓縮作用的飛行器，添加HCW可以大幅提高升力和升阻比，并且乘波體構型可以充分利用下表面對來流的壓縮作用，使飛行器獲得較大的升力和升阻比.基于乘波體和HCW的特點，本文將其以一定的裝配攻角組合，設計3種具有不同容積的飛行器構型，用CFD分析工具比較添加HCW前后的氣動性能.一方面再次驗證HCW的可行性，另一方面比較分析不同容積的乘波體構型在添加HCW后氣動性能的變化規律.

1構型外形設計

對于容積較大的構型，上表面的壓縮作用增強導致升力的增加值較大.相應地，其升阻比在相同容積條件下也有明顯提升，并且容積越大的構型升阻比增加越明顯，也證實HCW在大容積條件下升力補償的特性.

對于具有不同容積的構型，在容積增加時，對升力起主要作用的乘波體和HCW上的升力都大幅增加，故構型的升力隨機體容積的增加而增加.此外，流向的投影面積和壓強都增加，構型總的阻力同樣隨機體容積的增加而增加.以Case 1為例，r=0.6 m時相對r=0.4 m時的升力增加比為1.39，阻力增加比為2.05，r=0.7 m相對r=0.6 m升力增加比為1.13，阻力增加比為1.43.升力增加比均小于阻力增加比，故構型的升阻比會隨容積的增加大幅減小.添加HCW只是對其升力進行補償，其規律并沒有改變.尾部半徑r=0.4 m的構型升阻比獲得最大值，然而其容積和升力均比較小，在設計中需要權衡各方面的需求進行選擇.

4結論

針對不同容積的乘波體構型，通過數值計算對比添加HCW前、后的氣動參數，得出以下結論：

（1）對于大容積需求的高速飛行器，添加HCW可以有效提升升力和升阻比.

（2）未添加HCW的傳統構型升阻比會隨容積的增加急劇降低，HCW的添加可有效抑制這一趨勢，升阻比會隨容積的增加緩慢減小.

（3）隨容積的增加，HCW對飛行器升阻比的提高更加明顯，說明HCW對升力的補償作用.

參考文獻：

[1]KUCHEMANN D. The aerodynamic design of aircraft[M]. Oxford： Pergamon， 1978.

[2]葉友達. 近空間高速飛行器氣動特性研究與布局設計優化[J]. 力學進展， 2009， 39（6）： 683694.

[3]WALKER S H， SHERK J， SHELL D， et al. The DARPA/AF falcon program： the hypersonic technology vehicle #2 （HTV2） flight demonstration phase[C]//Proc 15th AIAA Int Space Planes & Hypersonic Systems & Tech Conf， AIAA20082539. Dayton， 2008.

[4]NONWEILER T R F. Delta wings of shapes amenable to exact shockwave theory[J]. J Royal Aeronautical Soc， 1963（67）： 3940.

[5]CUI K， YANG G W. The effect of conical flowfields on the performance of waveriders at Mach 6[J]. Chin Sci Bull， 2007， 52（1）： 5164.

[6]崔凱， 胡守超， 李廣利， 等. 尖/鈍化前緣乘波體壓縮面優化分析[C]// 高超聲速專題研討會暨第五屆全國高超聲速科學技術會議論文集， CSTAM2012B030305. 桂林： 中國力學學會流體力學專業委員會， 2012.

[7]MANOR D， JOHNSON D B. Landing the waverider： challenges and solutions[J]// Proc AIAA/CIRA 13th Int Space Planes & Hypersonic Systems & Tech Conf， AIAA20053201. Dayton， 2005.

[8]崔凱， 李廣利，胡守超，等. 高速飛行器高壓捕獲翼氣動布局概念研究[J]. 中國科學： 物理學 力學 天文學， 2013， 43（5）： 652661.

對于具有不同容積的構型，在容積增加時，對升力起主要作用的乘波體和HCW上的升力都大幅增加，故構型的升力隨機體容積的增加而增加.此外，流向的投影面積和壓強都增加，構型總的阻力同樣隨機體容積的增加而增加.以Case 1為例，r=0.6 m時相對r=0.4 m時的升力增加比為1.39，阻力增加比為2.05，r=0.7 m相對r=0.6 m升力增加比為1.13，阻力增加比為1.43.升力增加比均小于阻力增加比，故構型的升阻比會隨容積的增加大幅減小.添加HCW只是對其升力進行補償，其規律并沒有改變.尾部半徑r=0.4 m的構型升阻比獲得最大值，然而其容積和升力均比較小，在設計中需要權衡各方面的需求進行選擇.

4結論

針對不同容積的乘波體構型，通過數值計算對比添加HCW前、后的氣動參數，得出以下結論：

（1）對于大容積需求的高速飛行器，添加HCW可以有效提升升力和升阻比.

（2）未添加HCW的傳統構型升阻比會隨容積的增加急劇降低，HCW的添加可有效抑制這一趨勢，升阻比會隨容積的增加緩慢減小.

（3）隨容積的增加，HCW對飛行器升阻比的提高更加明顯，說明HCW對升力的補償作用.

參考文獻：

[1]KUCHEMANN D. The aerodynamic design of aircraft[M]. Oxford： Pergamon， 1978.

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[8]崔凱， 李廣利，胡守超，等. 高速飛行器高壓捕獲翼氣動布局概念研究[J]. 中國科學： 物理學 力學 天文學， 2013， 43（5）： 652661.

對于具有不同容積的構型，在容積增加時，對升力起主要作用的乘波體和HCW上的升力都大幅增加，故構型的升力隨機體容積的增加而增加.此外，流向的投影面積和壓強都增加，構型總的阻力同樣隨機體容積的增加而增加.以Case 1為例，r=0.6 m時相對r=0.4 m時的升力增加比為1.39，阻力增加比為2.05，r=0.7 m相對r=0.6 m升力增加比為1.13，阻力增加比為1.43.升力增加比均小于阻力增加比，故構型的升阻比會隨容積的增加大幅減小.添加HCW只是對其升力進行補償，其規律并沒有改變.尾部半徑r=0.4 m的構型升阻比獲得最大值，然而其容積和升力均比較小，在設計中需要權衡各方面的需求進行選擇.

4結論

針對不同容積的乘波體構型，通過數值計算對比添加HCW前、后的氣動參數，得出以下結論：

（1）對于大容積需求的高速飛行器，添加HCW可以有效提升升力和升阻比.

（2）未添加HCW的傳統構型升阻比會隨容積的增加急劇降低，HCW的添加可有效抑制這一趨勢，升阻比會隨容積的增加緩慢減小.

（3）隨容積的增加，HCW對飛行器升阻比的提高更加明顯，說明HCW對升力的補償作用.

參考文獻：

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[3]WALKER S H， SHERK J， SHELL D， et al. The DARPA/AF falcon program： the hypersonic technology vehicle #2 （HTV2） flight demonstration phase[C]//Proc 15th AIAA Int Space Planes & Hypersonic Systems & Tech Conf， AIAA20082539. Dayton， 2008.

[4]NONWEILER T R F. Delta wings of shapes amenable to exact shockwave theory[J]. J Royal Aeronautical Soc， 1963（67）： 3940.

[5]CUI K， YANG G W. The effect of conical flowfields on the performance of waveriders at Mach 6[J]. Chin Sci Bull， 2007， 52（1）： 5164.

[6]崔凱， 胡守超， 李廣利， 等. 尖/鈍化前緣乘波體壓縮面優化分析[C]// 高超聲速專題研討會暨第五屆全國高超聲速科學技術會議論文集， CSTAM2012B030305. 桂林： 中國力學學會流體力學專業委員會， 2012.

[7]MANOR D， JOHNSON D B. Landing the waverider： challenges and solutions[J]// Proc AIAA/CIRA 13th Int Space Planes & Hypersonic Systems & Tech Conf， AIAA20053201. Dayton， 2005.

[8]崔凱， 李廣利，胡守超，等. 高速飛行器高壓捕獲翼氣動布局概念研究[J]. 中國科學： 物理學 力學 天文學， 2013， 43（5）： 652661.